CN115859739A - 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法 - Google Patents

燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115859739A
CN115859739A CN202211693703.8A CN202211693703A CN115859739A CN 115859739 A CN115859739 A CN 115859739A CN 202211693703 A CN202211693703 A CN 202211693703A CN 115859739 A CN115859739 A CN 115859739A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ceramic layer
heat
local peeling
barrier coating
thermal barrier
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202211693703.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115859739B (zh
Inventor
王铁军
江鹏
李定骏
陈艺文
孙帆
巩秀芳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Jiaotong University
DEC Dongfang Turbine Co Ltd
Original Assignee
Xian Jiaotong University
DEC Dongfang Turbine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Jiaotong University, DEC Dongfang Turbine Co Ltd filed Critical Xian Jiaotong University
Priority to CN202211693703.8A priority Critical patent/CN115859739B/zh
Publication of CN115859739A publication Critical patent/CN115859739A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115859739B publication Critical patent/CN115859739B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

本发明公开了一种燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，包括：一、获取热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的预估宽度值；二、建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的热流固耦合换热模型；三、确定隔热陶瓷层局部剥落区域的边界服役条件；四、确定不同局部剥落宽度条件下隔热陶瓷层和粘结层的超温系数；五、确定临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值。本发明基于热流固耦合换热模型，获得隔热陶瓷层在不同局部剥落宽度条件下的粘结层温度状态，并以其温度场的变化为基准，建立相应的超温系数和失效系数，进而形成热障涂层隔热陶瓷层损伤程度的判定方法，为燃机和航空发动机热障涂层的全寿命管理提供了支撑。

Description

燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法
技术领域
本发明属于燃气轮机和航空发动机技术领域，尤其是涉及一种燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法。
背景技术
燃气轮机（简称燃机）和航空发动机作为重要的发电和动力装备，广泛应用于清洁能源、电力调峰、船舰动力、空天动力等领域，具有极高的战略地位。为了开发更高效率的重型燃气轮机和航空发动机，需要不断提高燃烧器及透平进口温度，由此将导致燃机和航空发动机高温部件在远超金属允许温度的环境中运行，严重影响高温部件的使用寿命。为了保障高温部件安全稳定服役，延长重型燃气轮机的生命周期，需要在高温部件表面制备热障涂层隔热陶瓷层，以起到隔热、抗腐蚀、抗冲蚀等功能，为高温部件提供热防护，使其温度处于合理范围。
然而，热障涂层隔热陶瓷层隔热陶瓷层在高温、粒子冲蚀等耦合恶劣环境下工作时，不可避免地会产生不同程度的局部剥落，可能会降低热障涂层隔热陶瓷层的热防护性能。因此，热障涂层隔热陶瓷层隔热陶瓷层的结构完整性评价被认为是燃机和航空发动机高温部件热寿命管理的重要一环。研究者们认为，存在一个临界局部剥落尺寸值：当剥落区域小于此值时，热障涂层隔热陶瓷层损伤程度较小，仍然能够为高温部件提供热防护；然而，一旦热障涂层隔热陶瓷层隔热陶瓷层剥落面积大于此值，其热防护性能将急剧退化，导致高温部件超温、烧损失效。目前，工程界从经验出发定义了若干种涂层局部剥落的临界面积占比，比如5%、12%、20%等，但由于缺少理论和模拟支撑，这些临界剥落尺寸尚未得到统一认可，严重制约了对热障涂层隔热陶瓷层服役状态及剩余使用寿命的评估。
综上所述，现有的局部剥落损伤程度的判断方法存在评估方式简单、缺乏理论支撑和模拟分析等缺点，因此，亟须建立起一种热障涂层隔热陶瓷层隔热陶瓷层局部剥落后的损伤程度的判断方法，及时对受损后热障涂层隔热陶瓷层的性能进行有效评估，从而为热障涂层隔热陶瓷层及高温合金叶片的安全服役提供保障。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，基于热流固耦合换热模型，获得了隔热陶瓷层在不同局部剥落宽度条件下的粘结层温度状态，并以其温度场的变化为基准，建立了相应的超温系数和失效系数，进而形成了热障涂层隔热陶瓷层损伤程度的判定方法，为燃机和航空发动机高温部件热障涂层的全寿命管理提供了支撑。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一、获取热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的预估宽度值：利用有限元建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的二维分析模型，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度
Figure 392925DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤二、建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的热流固耦合换热模型，过程如下：
步骤201、利用CATIA软件建立典型热部件的二维平面模型，其中，典型热部件的二维平面模型包括固体域平面结构和设置在所述固体域平面结构周向的流体域平面结构，所述固体域平面结构包括由下至上依次设置的高温合金基底、粘结层、以及隔热陶瓷层；
步骤202、利用ANSYS软件的ICEM模块对步骤201中的二维平面模型进行网格划分，并对所述固体域平面结构和所述流体域平面结构的连接处的网格进行加密；
步骤203、利用ANSYS软件的FLUENT模块对划分网格后的二维平面模型进行温度场的计算，得到所述隔热陶瓷层局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 170388DEST_PATH_IMAGE002
,以及粘结层在不同局部剥落宽度下的温度场/>
Figure 651048DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤三、确定隔热陶瓷层局部剥落区域的边界服役条件：根据粘结层和隔热陶瓷层使用材料的组成状态和相结构特性，得到粘结层的临界服役温度和隔热陶瓷层的烧结温度，当粘结层的实际温度达到粘结层的临界服役温度，或者当隔热陶瓷层的实际温度达到隔热陶瓷层的烧结温度时，评判局部剥落的隔热陶瓷层失效；
步骤四、确定不同局部剥落宽度条件下隔热陶瓷层和粘结层的超温系数，过程如下：
步骤401、根据步骤203中得到所述隔热陶瓷层局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 943489DEST_PATH_IMAGE004
,得到隔热陶瓷层的超温系数/>
Figure 738270DEST_PATH_IMAGE005
；其中，/>
Figure 432556DEST_PATH_IMAGE006
为隔热陶瓷层完整状态下粘结层的服役温度；
步骤402、根据步骤203中得到粘结层在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 84118DEST_PATH_IMAGE007
,得到粘结层的超温系数/>
Figure 67117DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤五、确定临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值，过程如下：
步骤501、根据隔热陶瓷层所选用的材料得出隔热陶瓷层的烧结温度
Figure 462326DEST_PATH_IMAGE009
，得到隔热陶瓷层的失效系数/>
Figure 11119DEST_PATH_IMAGE010
；
步骤502、根据粘结层所选用的材料得出粘结层的临界服役温度
Figure 36844DEST_PATH_IMAGE011
，得到粘结层的失效系数/>
Figure 303877DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤503、根据步骤四、步骤501和步骤502中的得到的数据建立坐标系，得到当隔热陶瓷层和粘结层的超温系数同时达到失效系数时，评判局部剥落的隔热陶瓷层不能继续服役，得到不能继续进行服役的所述隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度值，作为临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值
Figure 502778DEST_PATH_IMAGE013
。
上述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤一中，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度时，将所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的重心定为圆心，以半径为
Figure 843760DEST_PATH_IMAGE014
的圆形区域作为所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的分析区域，分析区域的半径为/>
Figure 102703DEST_PATH_IMAGE014
热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度/>
Figure 857033DEST_PATH_IMAGE015
；其中，所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域包含在所述分析区域内。
上述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤201中，建立的流体域平面结构中，在所述热障涂层隔热陶瓷层表面的高温气体的流通方向垂直于所述隔热陶瓷层的表面，在所述高温合金基底表面的高温气体的流通方向与所述隔热陶瓷层的表面相平行，并向所述高温合金基底表面的两侧流动。
上述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤503中，以不同局部剥落宽度为横坐标，超温系数为纵坐标建立坐标系，将不同局部剥落宽度下的隔热陶瓷层的超温系数和失效系数、以及粘结层的超温系数和失效系数标记在坐标系中。
本发明的有益效果是基于热流固耦合换热模型，获得了隔热陶瓷层在不同局部剥落宽度条件下的粘结层温度状态，并以其温度场的变化为基准，建立了相应的超温系数和失效系数，进而形成了热障涂层隔热陶瓷层损伤程度的判定方法，为燃机和航空发动机高温部件热障涂层的全寿命管理提供了支撑。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明固体域平面结构的结构示意图。
图2为本发明不同局部剥落宽度的条件下热障涂层隔热陶瓷层和粘结层超温系数和失效系数的分布图。
图3为本发明的流程框图。
附图标记说明:
1—高温合金基底；2—粘结层；3—隔热陶瓷层。
具体实施方式
如图1、图2和图3所示的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、获取热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的预估宽度值：利用有限元建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的二维分析模型，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度
Figure 531728DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤二、建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的热流固耦合换热模型，过程如下：
步骤201、利用CATIA软件建立典型热部件的二维平面模型，其中，典型热部件的二维平面模型包括固体域平面结构和设置在所述固体域平面结构周向的流体域平面结构，所述固体域平面结构包括由下至上依次设置的高温合金基底1、粘结层2、以及隔热陶瓷层3；
步骤202、利用ANSYS软件的ICEM模块对步骤201中的二维平面模型进行网格划分，并对所述固体域平面结构和所述流体域平面结构的连接处的网格进行加密；
步骤203、利用ANSYS软件的FLUENT模块对划分网格后的二维平面模型进行温度场的计算，得到所述隔热陶瓷层3局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 55113DEST_PATH_IMAGE002
,以及粘结层2在不同局部剥落宽度下的温度场/>
Figure 484957DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤三、确定隔热陶瓷层局部剥落区域的边界服役条件：根据粘结层2和隔热陶瓷层3使用材料的组成状态和相结构特性，得到粘结层2的临界服役温度和隔热陶瓷层3的烧结温度，当粘结层2的实际温度达到粘结层2的临界服役温度，或者当隔热陶瓷层3的实际温度达到隔热陶瓷层3的烧结温度时，评判局部剥落的隔热陶瓷层3失效；
步骤四、确定不同局部剥落宽度条件下隔热陶瓷层和粘结层的超温系数，过程如下：
步骤401、根据步骤203中得到所述隔热陶瓷层3局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 398686DEST_PATH_IMAGE004
,得到隔热陶瓷层3的超温系数/>
Figure 939389DEST_PATH_IMAGE005
；其中，/>
Figure 582860DEST_PATH_IMAGE006
为隔热陶瓷层3完整状态下粘结层2的服役温度；
步骤402、根据步骤203中得到粘结层2在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 858639DEST_PATH_IMAGE007
,得到粘结层2的超温系数/>
Figure 587561DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤五、确定临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值，过程如下：
步骤501、根据隔热陶瓷层3所选用的材料得出隔热陶瓷层3的烧结温度
Figure 666375DEST_PATH_IMAGE009
，得到隔热陶瓷层3的失效系数/>
Figure 102036DEST_PATH_IMAGE010
；/>
步骤502、根据粘结层2所选用的材料得出粘结层2的临界服役温度
Figure 608104DEST_PATH_IMAGE011
，得到粘结层2的失效系数/>
Figure 824321DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤503、根据步骤四、步骤501和步骤502中的得到的数据建立坐标系，得到当隔热陶瓷层3和粘结层2的超温系数同时达到失效系数时，评判局部剥落的隔热陶瓷层3不能继续服役，得到不能继续进行服役的所述隔热陶瓷层3局部剥落区域的局部剥落宽度值，作为临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值
Figure 644510DEST_PATH_IMAGE013
。
本发明基于热流固耦合换热模型，获得了隔热陶瓷层3在不同局部剥落宽度条件下的粘结层2温度状态，并以其温度场的变化为基准，建立了相应的超温系数和失效系数，进而形成了热障涂层隔热陶瓷层损伤程度的判定方法，为燃机和航空发动机高温部件热障涂层的全寿命管理提供了支撑。
步骤201中，在严苛的高温工况下，隔热陶瓷层3面临着高温燃气与背部冷却气体的共同作用，存在着流体与固体之间温度和热流的相互传递，因此，需要使用热-流-固多场耦合数值计算方法对局部剥落涂层的服役工况进行计算，获得严苛工况下不同剥落宽度的涂层温度场分布。
步骤202中，对所述固体域平面结构和所述流体域平面结构的连接处的网格进行加密，以保证在流固耦合界面处保证网格节点能够匹配。所述流体域平面结构的边界层区域由8层组成，所有壁面节点的y+值非常小，能够有效计算壁面附近的传热和粘性流动。网格的拉伸比在0.5~3之间，能够保证良好的计算精度。在这些域中生成了大约240000个高质量网格。此外，还进行了网格的独立性和灵敏度测试。随着网格的细化，结果在温度场中的误差小于1%，达到了足够的精度。
需要说明的是，步骤203中利用FLUENT模块对划分后的二维平面模型进行温度场的计算时，根据N-S方程和能量守恒方程对流体流动状态和温度进行求解，在固体域中使用傅里叶热传导方程对温度进行求解。
步骤三中，只需判断粘结层2是否满足能继续进行工作，即可评判局部剥落的隔热陶瓷层3是否失效。
步骤401中，所述隔热陶瓷层3完整状态下是指没有剥落情况下的隔热陶瓷层。
实际使用时，所述隔热陶瓷层3选取的是氧化钇部分稳定氧化锆材料，所述粘结层2选取的是NiCoCrAlY材料；然后以剥落宽度为横坐标，以超温系数作为纵坐标，建立坐标系，根据不同的局部剥落宽度值，将所述隔热陶瓷层3和所述粘结层2的超温系数和失效系数均标在坐标轴内，如图1所示，当隔热陶瓷层3的局部剥落宽度达到3mm时，即
Figure 996994DEST_PATH_IMAGE016
时隔热陶瓷层3和粘结层2的超温系数同时达到失效系数，此时热障涂层隔热陶瓷层系统已经难以安全服役，无法继续为高温合金叶片提供热防护，认定此时的隔热陶瓷层3不能继续服役。
本实施例中，步骤一中，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度时，将所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的重心定为圆心，以半径为
Figure 877225DEST_PATH_IMAGE014
的圆形区域作为所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的分析区域，分析区域的半径为/>
Figure 315160DEST_PATH_IMAGE014
热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度/>
Figure 735777DEST_PATH_IMAGE015
；其中，所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域包含在所述分析区域内。
实际使用时，所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的形状比较随机，难以用共同规律特征来进行描述，因此，可选用不同局部剥落宽度
Figure 146029DEST_PATH_IMAGE015
作为局部剥落的特征尺寸，来进行剥落后损伤行为研究。在选取宽度的过程中，选取圆形对所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域进行分析，主要是由于圆形的包容性较强，能将大面积的所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域包含在内，便于对后续的所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域进行分析和计算。
本实施例中，步骤201中，建立的流体域平面结构中，在所述热障涂层隔热陶瓷层表面的高温气体的流通方向垂直于所述隔热陶瓷层3的表面，在所述高温合金基底表面的高温气体的流通方向与所述隔热陶瓷层3的表面相平行，并向所述高温合金基底表面的两侧流动。
实际使用时，所述流体域平面结构是一个能保证高温燃气充分流动的区域，以保证高温燃气能够充分流动。
如图1所示，本实施例中，步骤503中，以不同局部剥落宽度为横坐标，超温系数为纵坐标建立坐标系，将不同局部剥落宽度下的隔热陶瓷层3的超温系数和失效系数、以及粘结层2的超温系数和失效系数标记在坐标系中。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (4)

1.燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、获取热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的预估宽度值：利用有限元建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的二维分析模型，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度
Figure 153476DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤二、建立热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的热流固耦合换热模型，过程如下：
步骤201、利用CATIA软件建立典型热部件的二维平面模型，其中，典型热部件的二维平面模型包括固体域平面结构和设置在所述固体域平面结构周向的流体域平面结构，所述固体域平面结构包括由下至上依次设置的高温合金基底（1）、粘结层（2）、以及隔热陶瓷层（3）；
步骤202、利用ANSYS软件的ICEM模块对步骤201中的二维平面模型进行网格划分，并对所述固体域平面结构和所述流体域平面结构的连接处的网格进行加密；
步骤203、利用ANSYS软件的FLUENT模块对划分网格后的二维平面模型进行温度场的计算，得到所述隔热陶瓷层（3）局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 978825DEST_PATH_IMAGE002
,以及粘结层（2）在不同局部剥落宽度下的温度场/>
Figure 775879DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤三、确定隔热陶瓷层局部剥落区域的边界服役条件：根据粘结层（2）和隔热陶瓷层（3）使用材料的组成状态和相结构特性，得到粘结层（2）的临界服役温度和隔热陶瓷层（3）的烧结温度，当粘结层（2）的实际温度达到粘结层（2）的临界服役温度，或者当隔热陶瓷层（3）的实际温度达到隔热陶瓷层（3）的烧结温度时，评判局部剥落的隔热陶瓷层（3）失效；
步骤四、确定不同局部剥落宽度条件下隔热陶瓷层和粘结层的超温系数，过程如下：
步骤401、根据步骤203中得到所述隔热陶瓷层（3）局部剥落区域在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 384715DEST_PATH_IMAGE004
,得到隔热陶瓷层（3）的超温系数/>
Figure 558208DEST_PATH_IMAGE005
；其中，/>
Figure 506572DEST_PATH_IMAGE006
为隔热陶瓷层（3）完整状态下粘结层（2）的服役温度；
步骤402、根据步骤203中得到粘结层（2）在不同局部剥落宽度下的温度场
Figure 474528DEST_PATH_IMAGE007
,得到粘结层（2）的超温系数/>
Figure 570660DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤五、确定临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值，过程如下：
步骤501、根据隔热陶瓷层（3）所选用的材料得出隔热陶瓷层（3）的烧结温度
Figure 219947DEST_PATH_IMAGE009
，得到隔热陶瓷层（3）的失效系数/>
Figure 85135DEST_PATH_IMAGE010
；/>
步骤502、根据粘结层（2）所选用的材料得出粘结层（2）的临界服役温度
Figure 223992DEST_PATH_IMAGE011
，得到粘结层（2）的失效系数/>
Figure 745103DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤503、根据步骤四、步骤501和步骤502中的得到的数据建立坐标系，得到当隔热陶瓷层（3）和粘结层（2）的超温系数同时达到失效系数时，评判局部剥落的隔热陶瓷层（3）不能继续服役，得到不能继续进行服役的所述隔热陶瓷层（3）局部剥落区域的局部剥落宽度值，作为临界失效情况下隔热陶瓷层局部剥落区域的临界局部剥落宽度值
Figure 994819DEST_PATH_IMAGE013
。
2.根据权利要求1所述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤一中，确定所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度时，将所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的重心定为圆心，以半径为
Figure 980093DEST_PATH_IMAGE014
的圆形区域作为所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的分析区域，分析区域的半径为/>
Figure 227534DEST_PATH_IMAGE014
热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域的局部剥落宽度/>
Figure 298259DEST_PATH_IMAGE015
；其中，所述热障涂层隔热陶瓷层局部剥落区域包含在所述分析区域内。
3.根据权利要求1所述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤201中，建立的流体域平面结构中，在所述热障涂层隔热陶瓷层表面的高温气体的流通方向垂直于所述隔热陶瓷层（3）的表面，在所述高温合金基底表面的高温气体的流通方向与所述隔热陶瓷层（3）的表面相平行，并向所述高温合金基底表面的两侧流动。
4.根据权利要求1所述的燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法，其特征在于：步骤503中，以不同局部剥落宽度为横坐标，超温系数为纵坐标建立坐标系，将不同局部剥落宽度下的隔热陶瓷层（3）的超温系数和失效系数、以及粘结层（2）的超温系数和失效系数标记在坐标系中。
CN202211693703.8A 2022-12-28 2022-12-28 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法 Active CN115859739B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211693703.8A CN115859739B (zh) 2022-12-28 2022-12-28 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211693703.8A CN115859739B (zh) 2022-12-28 2022-12-28 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115859739A true CN115859739A (zh) 2023-03-28
CN115859739B CN115859739B (zh) 2023-08-22

Family

ID=85655384

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211693703.8A Active CN115859739B (zh) 2022-12-28 2022-12-28 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115859739B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117072253A (zh) * 2023-10-16 2023-11-17 西安交通大学 重型燃气轮机高温叶片热障涂层及设计、制造与评价方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101776645A (zh) * 2010-01-06 2010-07-14 湘潭大学 一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法
CN105046023A (zh) * 2015-08-27 2015-11-11 湘潭大学 涂有热障涂层的器件的工况模拟方法
CN111177928A (zh) * 2019-12-31 2020-05-19 苏州先机动力科技有限公司 一种热障涂层的裂纹扩展失效的检测方法及系统
CN111560584A (zh) * 2020-05-22 2020-08-21 江苏大学 一种航空发动机叶片高性能热障涂层及多工艺组合制备方法
CN113704915A (zh) * 2021-08-26 2021-11-26 华能国际电力股份有限公司 一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101776645A (zh) * 2010-01-06 2010-07-14 湘潭大学 一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法
CN105046023A (zh) * 2015-08-27 2015-11-11 湘潭大学 涂有热障涂层的器件的工况模拟方法
CN111177928A (zh) * 2019-12-31 2020-05-19 苏州先机动力科技有限公司 一种热障涂层的裂纹扩展失效的检测方法及系统
CN111560584A (zh) * 2020-05-22 2020-08-21 江苏大学 一种航空发动机叶片高性能热障涂层及多工艺组合制备方法
CN113704915A (zh) * 2021-08-26 2021-11-26 华能国际电力股份有限公司 一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117072253A (zh) * 2023-10-16 2023-11-17 西安交通大学 重型燃气轮机高温叶片热障涂层及设计、制造与评价方法
CN117072253B (zh) * 2023-10-16 2024-01-09 西安交通大学 重型燃气轮机高温叶片热障涂层及设计、制造与评价方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN115859739B (zh) 2023-08-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210264073A1 (en) Evaluation method for the usage effectiveness of thermal barrier coating for turbine blade
Han Advanced cooling in gas turbines 2016 Max Jakob memorial award paper
Han Fundamental gas turbine heat transfer
Sankar et al. Optimized thermal barrier coating for gas turbine blades
Tarada et al. External heat transfer enhancement to turbine blading due to surface roughness
Kumar et al. Numerical simulation of steady state heat transfer in a ceramic-coated gas turbine blade
CN115859739B (zh) 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法
Mutasim et al. Thermal barrier coatings for industrial gas turbine applications: An industrial note
Vo et al. Numerical study on the influence of coolant temperature, pressure, and thermal barrier coating thickness on heat transfer in high-pressure blades
Yan et al. Effects of sealing clearance and stepped geometries on discharge and heat transfer characteristics of stepped labyrinth seals
Liu et al. Thermal analysis of turbine blades with thermal barrier coatings using virtual wall thickness method
Samarasinghe et al. Modelling of heat transfer and fluid flow in the hot section of gas turbines used in power generation: A comprehensive survey
CN116992194A (zh) 一种含气膜和热障涂层的平板壁面温度快速计算方法
Irick et al. Computational evaluation of thermal barrier coatings: two-phase thermal transport analysis
Akwaboa et al. Effects of thermal radiation on air plasma spray (APS) coated gas turbine blade
Fernandes Investigation of pin fin cooling channels for applications in gas turbines
Sankar et al. Optimization of thermal barrier coatings in a single cylinder diesel engine using thermal analysis and genetic algorithm
Kwon et al. Effect of degradation of the thermal barrier coating on the cooling performance of vane in gas turbine
Khadse et al. A Numerical Study on Conjugate Heat Transfer for Supercritical CO2 Turbine Blade With Cooling Channels
Parent-Simard et al. Effect of surface roughness induced by laser powder bed fusion additive manufacturing in a mini-channel heat exchanger
Ragab et al. Heat transfer analysis of the surface of nonfilm-cooled and film-cooled nozzle guide vanes in transonic annular cascade
Okamura et al. Evaluation of 1700C Class Turbine Blades in Hydrogen Fueled Combustion Turbine System
Stepka et al. Summary of NASA research on thermal-barrier coatings
CN117332631A (zh) 一种热障涂层局部剥落涡轮叶片有限元分析方法
Kumar et al. Life prediction of thermal barrier coated C3X gas turbine blade of CMSX-4 material

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant